EP2206645A1 - Système de commandes de vol plus électrique à bord d'un aeronef - Google Patents

Système de commandes de vol plus électrique à bord d'un aeronef Download PDF

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EP2206645A1
EP2206645A1 EP10150044A EP10150044A EP2206645A1 EP 2206645 A1 EP2206645 A1 EP 2206645A1 EP 10150044 A EP10150044 A EP 10150044A EP 10150044 A EP10150044 A EP 10150044A EP 2206645 A1 EP2206645 A1 EP 2206645A1
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EP
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hydraulic
flight control
electro
aircraft
electric
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Marc Fervel
Alexandre Gentilhomme
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Airbus Operations SAS
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Airbus Operations SAS
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/504—Transmitting means with power amplification using electrical energy using electro-hydrostatic actuators [EHA's]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Definitions

  • the invention relates to a more electric flight control system on board an aircraft, for example an aircraft.
  • a hydraulic servocontrol is a standard actuator connected to the aircraft's central hydraulic system through lines from the aircraft's hydraulic bay. It includes a servo valve that directs the hydraulic pressure, provided by the aircraft's hydraulic pumps, to move the axis of the actuator that is connected to a surface of corresponding control, for example a fin, a elevator, a rudder, or a spoiler.
  • An electro-hydrostatic actuator (EHA) is connected to the electrical network of the aircraft. It has an autonomous electric hydraulic pump, a tank and an accumulator which generates the hydraulic power necessary to move the axis. This actuator is a hydraulic actuator since the power used to move the axis is hydraulic. However, the hydraulic system is autonomous, it requires only electrical energy from the aircraft electrical network to operate.
  • An electric backup hydraulic actuator is a hybrid actuator that uses electric and hydraulic power. It is the combination of an electro-hydrostatic actuator and a standard hydraulic actuator. It is connected to both the central hydraulic system and the electrical system. The main source of power is provided by fluid lines of a hydraulic system. It has a local electric motor and a two-way pump. In the case of a fault in the central hydraulic system, the local electric motor and the pump are switched by electrical signals on a distributed control line to supply and control the actuator in the same way as an electro-hydrostatic actuator.
  • a flight control architecture can thus use the following power generations:
  • the principle of hydraulic generation used on aircraft to generate the hydraulic power of two or three circuits is the use of hydro-mechanical pumps directly connected to the accessory box (reduction box) made available on each of the engines.
  • the third hydraulic circuit is fed nominally either by an electro-hydraulic pump or a hydro-mechanical pump.
  • the letters “G” correspond to the green hydraulic system.
  • the letters “Y” correspond to the yellow hydraulic system.
  • the letters “B” (“blue") correspond to the blue hydraulic system.
  • E1 corresponds to the alternative power E1.
  • E2 corresponds to the alternative power E2.
  • E3 corresponds to the alternative power E3.
  • the generation elements have a significant impact on the overall mass balance of current architectures.
  • the maintenance of equipment in the fuselage zone is easier than an operation in the sail area and more particularly on the direction drift or a horizontal plane in the up position.
  • the cost of an electric actuator, with similar functions, is much higher than that of a hydraulic servocontrol.
  • the invention aims to solve these problems by proposing a more electric flight control system using a local electro-hydraulic generation for supplying hydraulic servocontrols to replace electric actuators.
  • the present invention relates to a more electric flight control system on board an aircraft equipped with flight control surfaces and control means for these surfaces, which comprises at least one local electro-hydraulic generator for supplying servo controls.
  • hydraulics related to flight control surfaces characterized in that each local electro-hydraulic generator comprises an electric motor which is an induction motor powered by an alternating voltage fixed frequency and constant rms so as to operate at a constant speed.
  • the flight control surfaces related to the servocontrols powered by at least one electro-hydraulic generator include the elevators and steering.
  • the system can then include two hydraulic generators advantageously housed in the rear part of the aircraft in an area that is not likely to be reached by a burst motor or tire.
  • these surfaces comprise surfaces on the wing (or wing surfaces), in particular fins and / or spoilers.
  • the system can then comprise two hydraulic generators advantageously housed in the central part of the aircraft in an area that is not likely to be reached by a burst motor or tire.
  • these surfaces comprise wing, depth and direction control surfaces.
  • the system can then comprise two hydraulic generators advantageously housed in the rear or central part of the aircraft.
  • the system according to the invention comprises a communalisation of the power electronics to a single electronic module for supplying the engines of the hydraulic generation, this electronic module being advantageously housed in a pressurized zone.
  • the system of the invention consists in using at least one local electro-hydraulic generation (HPP) for supplying the hydraulic servo-controls related to flight control surfaces, replacing electric actuators, in a flight control architecture. more electric.
  • HPP local electro-hydraulic generation
  • the system of the invention comprises two electro-hydraulic generators HPP1 and HPP2 housed in the rear part of the aircraft, for feeding the second line servo controls on the elevators 31 and 32 and direction 33.
  • the Electric motors of these hydraulic generators are induction motors powered with a fixed frequency alternating current and constant rms (CV / FF).
  • the engines as well powered operate at constant rotation speed. They do not need power electronics unless this type of voltage is not available on the aircraft.
  • the Figure 2B illustrates a reminder of the initial principle with the same references as on the Figure 2A .
  • the system of the invention thus allows the communalisation of power electronics, originally distributed on the electric actuators, to a single module for powering the motors of the electro-hydraulic generation.
  • This electronic module can be located in a more accessible fuselage zone in a more favorable environment: pressurized and air-conditioned, thus improving the reliability of the hydraulic + actuator assembly.
  • the system of the invention also allows a communalisation of electro-hydraulic generation equipment, originally distributed on the electric actuators.
  • a second embodiment of the system of the invention comprises two electro-hydraulic generators for supplying the servocontrols related to the surfaces on the wing, for example the fins 44 and 45 and / or the spoilers 42 and 43.
  • This third embodiment has the advantages of the first embodiment listed above.

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Abstract

L'invention concerne un système de commandes de vol plus électrique à bord d'un aéronef muni de surfaces de commande de vol et des moyens de commande de ces surfaces, qui comprend au moins un générateur électro-hydraulique local (HPP1, HPP2) permettant d'alimenter des servocommandes hydrauliques (34) liées à des surfaces de commande de vol (31, 32, 33).

Description

    DOMAINE TECHNIQUE
  • L'invention concerne un système de commandes de vol plus électrique à bord d'un aéronef, par exemple d'un avion.
  • Dans la suite, pour simplifier la description, on considère l'exemple d'un avion.
    • ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
  • Les architectures de commandes de vol des avions de ligne actuels reposent sur des concepts deux ou trois circuits hydrauliques et au moins deux circuits électriques. Sur ces architectures lorsque deux actionneurs sont liés à une même surface de commande de vol, les technologies utilisées en priorité sont :
    • une servocommande hydraulique associée à un actionneur électro-hydrostatique (EHA), ou
    • deux actionneurs hydrauliques à sauvegarde électrique (EBHA).
  • Une servocommande hydraulique est un actionneur standard connecté au système hydraulique central de l'avion à travers des canalisations partant de la baie hydraulique de l'avion. Il comprend une servovanne qui dirige la pression hydraulique, fournie par les pompes hydrauliques de l'avion, pour déplacer l'axe de l'actionneur qui est connecté à une surface de commande correspondante, par exemple un aileron, une gouverne de profondeur, une gouverne de direction, ou un spoiler. Un actionneur électro-hydrostatique (EHA) est connecté au réseau électrique de l'avion. Il possède une pompe hydraulique électrique autonome, un réservoir et un accumulateur qui génère la puissance hydraulique nécessaire pour déplacer ledit axe. Cet actionneur est donc un actionneur hydraulique puisque la puissance utilisée pour déplacer l'axe est hydraulique. Toutefois, le système hydraulique étant autonome, il ne nécessite qu'une énergie électrique en provenance du réseau électrique de l'avion pour fonctionner.
  • Un actionneur hydraulique à sauvegarde électrique (EBHA) est un actionneur hybride qui utilise des puissances électrique et hydraulique. C'est la combinaison d'un actionneur électro-hydrostatique et d'un actionneur hydraulique standard. Il est connecté à la fois au système hydraulique central et au système électrique. La source principale de puissance est fournie par des lignes de fluides d'un système hydraulique. Il comporte un moteur électrique local et une pompe deux-voies. Dans le cas d'un défaut du système hydraulique central, le moteur électrique local et la pompe sont commutés par des signaux électriques sur une ligne de contrôle distribuée pour alimenter et contrôler l'actionneur de la même façon qu'un actionneur électro-hydrostatique.
  • Une architecture de commande de vol peut ainsi utiliser les générations de puissances suivantes :
    • - Génération hydraulique
  • Le principe de génération hydraulique utilisé sur les avions pour générer la puissance hydraulique de deux ou trois circuits est l'utilisation de pompes hydro-mécaniques directement connectées sur la boîte d'accessoires (boîte de réduction) mise à disposition sur chacun des moteurs. Dans le cas d'une architecture commandes vol à trois circuits hydrauliques, le troisième circuit hydraulique est alimenté de façon nominale soit par une pompe électro-hydraulique soit par une pompe hydro-mécanique.
    • - Génération électro-hydraulique
  • L'alimentation des pompes électro-hydrauliques utilisées ou potentiellement activables en vol se fait selon deux solutions techniques différentes :
    • soit via un générateur fournissant une tension alternative triphasée à fréquence fixe et valeur efficace constante,
    • soit depuis une barre électrique fournissant une tension continue. Dans ce cas, une électronique de puissance est nécessaire pour piloter l'alimentation des phases du moteur électrique entraînant la pompe.
      Les pompes électro-hydraulique alimentées par une tension alternative triphasée à fréquence variable et valeur efficace constante et n'utilisant pas d'électronique de puissance ne sont utilisées que pour les besoins de génération hydraulique auxiliaire, l'avion étant au sol.
    - Génération électrique pour les actionneurs de commande de vol
  • L'alimentation des actionneurs électriques de commande de vol se fait selon différentes solutions technologiques :
    • soit via une tension alternative triphasée à fréquence fixe et valeur efficace constante,
    • soit via une tension alternative triphasée à fréquence variable et valeur efficace constante.
  • Dans les deux cas, le pilotage de la vitesse de rotation du moteur électrique de l'actionneur se fait par l'utilisation d'une électronique de puissance locale.
  • L'architecture de commandes de vol, représentée sur la figure 1, illustre le principe d'abonnement des énergies sur les actionneurs de commandes de vol d'un avion de l'art connu. Sur cette figure sont représentées les ailes 10 et 11 avec :
    • des ailerons 12, 13,
    • des spoilers 14, 15
    • des becs (« slats ») 16
    • des volets (« flats ») 17 formant des freins de vitesse (spoilers au sol) 18 et des surfaces de roulis 19,
    • un actionneur de plan horizontal stabilisateur réglable (THSA ou « Trimmable Horizontal Stabilizer Actuator ») 20,
    • des gouvernes de profondeur (« elevators ») 21 et 22,
    • un stabilisateur vertical 23 comprenant une gouverne de direction (« Rudder ») supérieure 24 et une gouverne de direction inférieure 25.
  • Sont également représentés en légende :
    • les moteurs électriques 60,
    • les servocommandes hydrauliques standard 61,
    • les actionneurs électro-hydrostatiques (EHA) 62,
    • les actionneurs hydrauliques à sauvegarde électrique (EBHA) 63.
  • Les lettres « G » (« green ») correspondent au système hydraulique vert. Les lettres « Y » (« yellow ») correspondent au système hydraulique jaune. Les lettres « B » (« blue ») correspondent au système hydraulique bleu.
  • Le terme « E1 » correspond à la puissance alternative E1. Le terme « E2 » correspond à la puissance alternative E2. Le terme « E3 » correspond à la puissance alternative E3.
  • Seule la troisième paire d'ailerons 12 (O/B) n'est actionnée que par des servocommandes hydrauliques.
  • Les concepteurs d'avions sont confrontés aux problèmes techniques suivants :
    • - Structure carbone et voilures plus fines
  • L'utilisation du carbone en tant que matériau de structure réduit, par rapport à une structure métallique, le taux de transfert thermique avec l'actionneur. Ainsi, un actionneur placé dans un tel environnement est moins refroidi, ce qui peut nécessiter d'envisager des dispositifs de refroidissement supplémentaires. A fonctions et caractéristiques générales équivalentes, les actionneurs électriques actuels, du fait de la présence de moteurs électriques, d'équipements de transformation du mouvement de rotation en mouvement de translation et d'électronique de puissance qui demandent de plus à être refroidis, ont tendance à être plus volumineux que les servocommandes hydrauliques. Les voilures plus fines et à structure carbone sont donc doublement pénalisantes en terme de .
    • confinement pouvant entraîner des difficultés d'intégration,
    • transfert thermique avec la structure (moindre qu'avec une structure métallique) pouvant nécessiter des dispositifs de refroidissement supplémentaires).
    - Réduction de la masse des systèmes
  • Au niveau des commandes de vol, les éléments de génération (pompes, réservoirs, collecteurs, lignes d'aspiration, de pressurisation, raccords, ...) ont un impact important dans le bilan global de masse des architectures actuelles.
    • - Simplification de l'installation et de la maintenance des systèmes
  • D'une manière générale, la maintenance d'un équipement en zone fuselage est plus aisée qu'une opération en zone voilure et plus particulièrement sur la dérive de direction ou un plan horizontal en position haute. De plus, le coût d'un actionneur électrique, à fonctions similaires, est très supérieur à celui d'une servocommande hydraulique.
  • Pour réaliser une telle simplification, on doit tenir compte des facteurs suivants :
    • Installation des systèmes hydrauliques
      L'installation des tuyauteries hydrauliques sur un avion est une tâche délicate et coûteuse dûe :
      • aux alignements précis des raccords à respecter,
      • aux règles de dispositions à respecter par rapport aux autres systèmes (protection),
      • aux tests de vérification d'étanchéité à réaliser.
    • Maintenance des systèmes hydrauliques
      La maintenance d'un système hydraulique demandant l'ouverture du circuit hydraulique requiert des opérations longues, nécessitant ainsi une immobilisation de l'avion prolongée, et coûteuse du fait de la nécessité :
      • d'isolation du circuit ouvert,
      • de protection des autres systèmes contre tout contact avec le fluide,
      • de re-pressurisation et purge après intervention,
      • de tests de vérification d'étanchéité.
    - Amélioration de la fiabilité des systèmes
  • Pour améliorer cette fiabilité, on doit tenir compte des facteurs suivants :
    • Fiabilité des électroniques de puissance
      Les facteurs majeurs entrant en jeu dans la dégradation de la fiabilité des électroniques de puissance sont les contraintes thermiques suivantes :
      • la température, qui doit être gérée notamment dans le cas de fortes puissances,
      • le nombre de cycles thermiques, liés aux cycles d'utilisation de l'avion, qui engendrent des contraintes mécaniques sur les éléments électroniques,
      • les vibrations et les chocs.
  • L'utilisation d'un avion civil court-courrier signifie un taux de rotation élevé, ce qui a pour conséquence de multiplier les cycles thermiques et les vibrations ou chocs subis par les électroniques de puissance lors des atterrissages. L'utilisation d'un avion court-courrier a donc, de manière significative, des conséquences sur la fiabilité des électroniques de puissance, et ce d'autant plus lorsque l'on considère des électroniques situées en environnement sévère (cas pour celles des actionneurs électriques de commande de vol par exemple) et de ce fait augmenter la fréquence des opérations de maintenance.
    • Fiabilité des actionneurs électro-mécaniques
  • Les technologies d'actionneurs électro-mécaniques actuelles, outre le fait d'utiliser de l'électronique de puissance dont les problèmes de fiabilité ont été évoqués précédemment, présentent également des risques de grippage plus élevés que les servocommandes hydrauliques dû au fait de l'utilisation de dispositif de transformation de mouvement de rotation (moteur électrique) en mouvement de translation. Ainsi pour des actionneurs critiques vis-à-vis d'une panne de grippage, il faut utiliser des dispositifs supplémentaires pour réduire un tel risque, qui ont un impact conséquent sur le volume, la masse et le coût de l'actionneur.
  • L'invention a pour objet de résoudre ces différents problèmes en proposant un système de commande de vol plus électrique utilisant une génération électro-hydraulique locale permettant d'alimenter des servocommandes hydrauliques en remplacement d'actionneurs électriques.
    • EXPOSÉ DE L'INVENTION
  • La présente invention concerne un système de commandes de vol plus électrique à bord d'un aéronef muni de surfaces de commande de vol et de moyens de commande de ces surfaces, qui comprend au moins un générateur électro-hydraulique local permettant d'alimenter des servocommandes hydrauliques liées à des surfaces de commande de vol caractérisé en ce que chaque générateur électro-hydraulique local comprend un moteur électrique qui est un moteur à induction alimenté par une tension alternative à fréquence fixe et valeur efficace constante de manière à fonctionner à vitesse constante.
  • Dans un premier mode de réalisation, les surfaces de commande de vol liées aux servocommandes alimentées par au moins un générateur électro-hydraulique comprennent les gouvernes de profondeur et de direction. Le système peut alors comprendre deux générateurs hydrauliques avantageusement logés dans la partie arrière de l'aéronef dans une zone qui n'est pas susceptible d'être atteinte par un éclatement moteur ou pneu.
  • Dans un second mode de réalisation, ces surfaces comprennent des surfaces situées sur la voilure (ou gouvernes de voilure), en particulier des ailerons et/ou des spoilers. Le système peut alors comprendre deux générateurs hydrauliques avantageusement logés dans la partie centrale de l'aéronef dans une zone qui n'est pas susceptible d'être atteinte par un éclatement moteur ou pneu.
  • Dans un troisième mode de réalisation, ces surfaces comprennent des gouvernes de voilure, de profondeur et de direction. Le système peut alors comprendre deux générateurs hydrauliques avantageusement logés dans la partie arrière ou centrale de l'aéronef.
  • Avantageusement, le système selon l'invention comprend une communalisation des électroniques de puissance vers un module électronique unique permettant l'alimentation des moteurs de la génération hydraulique, ce module électronique étant avantageusement logé en zone pressurisée.
  • Le système de l'invention présente de nombreux avantages, et notamment :
    • une diminution de l'occurrence des pannes d'électronique de puissance,
    • une réduction des opérations de maintenance en zone voilure et/ou plan vertical et/ou plan horizontal,
    • une optimisation des coûts de maintenance.
    BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
    • La figure 1 illustre l'architecture de commande de vol d'un avion de l'art connu.
    • La figure 2A illustre un premier mode de réalisation du système de l'invention, la figure 2B illustrant un mode de réalisation correspondant de l'art connu,
    • La figure 3 illustre un troisième mode de réalisation du système de l'invention.
    EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
  • Le système de l'invention consiste à utiliser au moins une génération électro-hydraulique (HPP) locale permettant d'alimenter les servocommandes hydrauliques liées à des surfaces de commande de vol, en remplacement d'actionneurs électriques, dans une architecture de commande de vol plus électrique.
  • Dans un premier mode de réalisation, illustré sur la figure 2A, le système de l'invention comprend deux générateurs électro-hydrauliques HPP1 et HPP2 logés dans la partie arrière de l'avion, permettant d'alimenter les servocommandes hydrauliques de deuxième ligne sur les gouvernes de profondeur 31 et 32 et de direction 33. Les moteurs électriques de ces générateurs hydrauliques sont des moteurs à induction alimentés avec une tension alternative à fréquence fixe et valeur efficace constante (CV/FF). Les moteurs ainsi alimentés fonctionnent à vitesse de rotation constante. Ils n'ont pas besoin d'électronique de puissance sauf dans le cas où ce type de tension n'est pas disponible sur l'avion.
  • La figure 2A illustre ainsi le schéma de principe de l'utilisation de générations hydrauliques locale pour un empennage arrière. On a ainsi :
    • deux générations hydrauliques locales HPP1 et HPP2,
    • un circuit hydraulique central (pompe électro-motrice EMP),
    • un moteur à induction pour chaque génération hydraulique locale,
    • une alimentation :
      • à tension à courant alternatif (VAC) à fréquence fixe si disponible sur avion, ou sinon
      • avec utilisation d'électronique de puissance.
  • Une telle utilisation permet d'améliorer les coûts de maintenance directs :
    • potentialité de ne pas avoir d'électronique de puissance pour les générations hydrauliques locales HPP1 et HPP2,
    • possibilité de dupliquer les électroniques de puissance vers ces générations hdyrauliques locales HPP1 et HPP2,
    • suppression des actionneurs électro-hydrostatiques.
  • Sur cette figure 2A, on retrouve également :
    • un actionneur de plan horizontal stabilisateur réglable (THSA) 30,
    • des gouvernes de profondeur 31 et 32,
    • une gouverne de direction 33, avec en légende :
    • les servocommandes 34,
    • les moteurs électriques 35,
    • les générateurs hydrauliques 36.
  • La figure 2B illustre un rappel du principe initial avec les mêmes références que sur la figure 2A.
  • Le système de l'invention permet ainsi la communalisation des électroniques de puissances, distribuées à l'origine sur les actionneurs électriques, vers un module unique permettant l'alimentation des moteurs de la génération électro-hydraulique. Ce module électronique peut être localisé en zone fuselage plus accessible dans un environnement plus propice : pressurisé et climatisé améliorant ainsi la fiabilité de l'ensemble génération hydraulique + actionneur. Le système de l'invention permet également une communalisation des équipements de génération électro-hydraulique, à l'origine distribués sur les actionneurs électriques.
  • Le système de l'invention présente ainsi les avantages suivants :
    • diminution de l'occurrence des pannes d'électroniques de puissance et d'équipements de génération électro-hydraulique,
    • localisation des équipements de génération en zone fuselage plus accessible et donc réduction du nombre d'opération de maintenance en zone voilure,
    • optimisation de la localisation des équipements de génération hydraulique en les rapprochant des réservoirs et des équipements de distribution hydrauliques,
    • diminution de façon significative des longueurs et par conséquent des diamètres des lignes hydrauliques encombrants aspiration, case-drain et fourniture,
    • suppression de toute installation d'équipement hydraulique de la zone moteur,
    • optimisation des coûts de maintenance.
  • Dans un second mode de réalisation du système de l'invention, celui-ci comprend deux générateurs électro-hydrauliques permettant d'alimenter les servocommandes liées aux surfaces situées sur la voilure, par exemple les ailerons 44 et 45 et/ou les spoilers 42 et 43.
  • La figure 3 illustre un troisième mode de réalisation du système de l'invention, la génération électro-hydraulique étant utilisée alors pour commander l'empennage arrière 31, 32, 33 et les ailerons 44, 45. Ce troisième mode de réalisation est basé sur la même approche que le premier mode de réalisation en étendant le concept de remplacement des actionneurs électro-hydrostatiques par des servocommandes à tous les actionneurs électro-hydrostatiques présents dans l'architecture initiale. On a ainsi :
    • deux générations hydrauliques locales HPP1 et HPP2,
    • un circuit hydraulique central EMP,
    • un moteur à induction pour chaque génération hydraulique locale,
    • une alimentation :
      • à tension alternative à fréquence fixe si disponible sur avion, ou sinon
      • avec utilisation d'électronique de puissance.
  • L'extension aux ailerons permet d'obtenir une amélioration des coûts de maintenance directs du fait de la suppression des actionneurs électro-hydrostatiques (EHA).
  • Sur cette figure 3, sont illustrés les ailes 40 et 41, et
    • les spoilers 1 à 5, 42 et 43,
    • les ailerons 44 et 45,
    • un actionneur de plan horizontal stabilisateur réglable (THSA) 46,
    • des gouvernes de profondeur 47 et 48,
    • une gouverne de direction 49 avec en légence :
    • les servocommandes 50,
    • les moteurs électriques 51,
    • les générateurs hydrauliques 52.
  • Ce troisième mode de réalisation présente les avantages du premier mode de réalisation listés plus haut.

Claims (9)

  1. Système de commandes de vol plus électrique à bord d'un aéronef muni de surfaces de commande de vol et de moyens de commande de ces surfaces, qui comprend au moins un générateur électro-hydraulique local (HPP1, HPP2) permettant d'alimenter des servocommandes hydrauliques (34) liées à des surfaces de commande de vol (31, 32, 33 ; 44, 45) caractérisé en ce que chaque générateur électro-hydraulique local comprend un moteur électrique qui est un moteur à induction alimenté par une tension alternative à fréquence fixe et valeur efficace constante de manière à fonctionner à vitesse constante.
  2. Système selon la revendication 1, qui comprend au moins deux générateurs électro-hydrauliques locaux logés dans la partie arrière de l'avion.
  3. Système selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel les surfaces de commande de vol liées aux servocommandes alimentées par au moins un générateur électro-hydraulique comprennent les gouvernes de profondeur et de direction (31, 32, 33).
  4. Système selon la revendication 3, dans lequel ces surfaces de commande de vol comprennent le plan horizontal stabilisateur.
  5. Système selon l'une quelconque des revendications 1, 2 ou 3, dans lequel les surfaces de commande de vol liées aux servocommandes alimentées par au moins un générateur électro-hydraulique comprennent des surfaces situées sur la voilure.
  6. Système selon la revendication 5, dans lequel ces surfaces situées sur la voilure comprennent les ailerons (44, 45) et/ou les spoilers (42, 43).
  7. Système selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, comprenant une communalisation des électroniques de puissance vers un module électronique unique permettant l'alimentation des moteurs de la génération hydraulique.
  8. Système selon la revendication 7, dans lequel ce module électronique est logé dans une zone pressurisée.
  9. Aéronef comprenant un système selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
EP10150044A 2009-01-08 2010-01-04 Système de commandes de vol plus électrique à bord d'un aeronef Active EP2206645B1 (fr)

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